CN114196895A - 一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法 - Google Patents
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Abstract
一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法，本发明体涉及一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法。本发明要解决高强铝合金棒材组织变形不均匀、塑性和电导率低、耐蚀性差的问题。本发明通过控制冷加工变形量和中间退火工艺以及固溶、时效热处理工艺。本发明方法制造达到了航空航天紧固件用产品对此合金棒材的综合性能需求。与常规工艺相比，在保持强度不降低或有所提高的基础上，棒材的塑性得到明显提升，且进一步提高了棒材的电导率和耐蚀性能水平。本发明适用于制备航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材。
Description
技术领域
本发明体涉及一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法。
背景技术
紧固件用铝合金材料作为国内直升机、歼击机及运输机等型号上的常用材料，对产品性能、尺寸精度和表面质量的要求极高。而现有国产铝合金棒材存在电导率不足、组织不均匀、塑性和耐蚀性能差的问题，不能满足航空航天用紧固件产品的要求。
发明内容
本发明是要解决高强铝合金棒材组织变形不均匀、塑性和电导率低、耐蚀性差的问题，而提供一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法。
一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法是按以下步骤完成的：
一、一次退火：将挤压棒材放入温度为400℃～430℃的电阻加热炉中加热，加热时间为3h～5h，得到一次退火的棒材；
二、一次冷拉：将一次退火的棒材经冷拉模具进行冷拉拔处理，冷拉变形量在10％～30％，得到一次冷拉后的棒材；
三、二次退火：将一次冷拉后的棒材放入到温度为350℃～410℃的电阻加热炉中加热，加热时间为2h～3h，得到二次退火后的棒材；
四、二次冷拉：将二次退火后的棒材经冷拉模具进行冷拉拔处理，冷拉变形量在20％～40％，得到二次冷拉后的棒材；
五、固溶淬火处理：将二次冷拉的棒材在温度为460℃～490℃的立式淬火炉中进行固溶处理，保温时间为60min～150min，然后在温度为0℃～35℃的水中淬火，得到淬火后的铝合金冷拉棒材；
六、时效处理：将淬火后的铝合金冷拉棒材在温度为100℃～120℃下保温6h～10h，再将温度由100℃～120℃升温至170℃～180℃下，在温度为170℃～180℃条件下保温8h～20h，得到时效处理后的T73状态铝合金冷拉棒材。
本发明有益效果：
本发明在挤压之后增加了冷拉拔工艺、优化的固溶及优化的时效工艺，达到了航空航天紧固件用产品对此合金棒材的综合性能需求，制备的铝合金棒材在工业生产中综合性能优良。本发明采用多次退火、多次冷拉拔处理工艺，合金棒材组织变形更加充分，内部变形储能更加均匀，使得棒材经固溶热处理后获得了更加均匀的再结晶组织，晶粒尺寸控制理想，使得合金棒材具有较好的塑性，有利于紧固件产品的加工成形；同时利用时效热处理析出强化机理，使合金具有较好的时效强化效果，合金在获得较高的强度的同时保持了良好的电导率和耐蚀性能。
通过GB/T16865《变形铝、镁及其合金加工制品拉伸试验用试样及方法》试验的T73状态6-25mm棒材的抗拉强度在500～525MPa、屈服强度在400～445MPa、断后伸长率不小于15～20％；通过MIL-SD-1537C《用于验证热处理的铝合金电导率的涡流测试方法》试验的T73状态电导率不小于40％IACS；通过ASTM G47《2XXX系和7XXX系铝合金产品应力腐蚀敏感性测定实验方法》试验的T73状态Φ17mm棒材纵向拉应力腐蚀试样，在施加290MPa载荷时，浸泡10min、暴露50min，反复试验40天未发生开裂。较常规挤压棒材，在强度保持相同水平的同时塑性提高了50％左右，电导率提升了5％。
附图说明
图1为常规挤压棒材的横截面晶界重构图；
图2为实施例一得到的棒材的横截面晶界重构图；
图3为常规挤压棒材的横截面的金相照片；
图4为实施例一得到的棒材横截面的金相照片。
具体实施方式
本发明技术方案不限于以下所列举的具体实施方式，还包括各具体实施方式之间的任意组合。
具体实施方式一：本实施方式一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法是按以下步骤完成的：
一、一次退火：将挤压棒材放入温度为400℃～430℃的电阻加热炉中加热，加热时间为3h～5h，得到一次退火的棒材；
二、一次冷拉：将一次退火的棒材经冷拉模具进行冷拉拔处理，冷拉变形量在10％～30％，得到一次冷拉后的棒材；
三、二次退火：将一次冷拉后的棒材放入到温度为350℃～410℃的电阻加热炉中加热，加热时间为2h～3h，得到二次退火后的棒材；
四、二次冷拉：将二次退火后的棒材经冷拉模具进行冷拉拔处理，冷拉变形量在20％～40％，得到二次冷拉后的棒材；
五、固溶淬火处理：将二次冷拉的棒材在温度为460℃～490℃的立式淬火炉中进行固溶处理，保温时间为60min～150min，然后在温度为0℃～35℃的水中淬火，得到淬火后的铝合金冷拉棒材；
六、时效处理：将淬火后的铝合金冷拉棒材在温度为100℃～120℃下保温6h～10h，再将温度由100℃～120℃升温至170℃～180℃下，在温度为170℃～180℃条件下保温8h～20h，得到时效处理后的T73状态铝合金冷拉棒材。
具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：步骤一中所述挤压棒材的成分按质量分数由5.1％～6.1％Zn、2.1％～2.9％Mg、1.2％～2.0％Cu、0.18％～0.28％Cr、0.005％～0.2％Ti、88.22％～91.41％Al和余量为不可避免的杂质组成。其他与具体实施方式一相同。
本实施方式中各元素保证不超标准范围即可。
具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同的是：步骤一中所述挤压棒材是挤压比为25的直径30mm的7075铝合金挤压棒材，按质量分数其化学成分为Al-5.8Zn-2.7Mg-1.4Cu-0.2Cr-0.1Mn-0.03Ti-0.15Fe-0.08Si。其他与具体实施方式一或二相同。
具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是：步骤一中将挤压棒材放入温度为410℃的电阻加热炉中加热，加热时间为4h。其他与具体实施方式一至三之一相同。
具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一至四之一不同的是：步骤二中冷拉变形量在20％。其他与具体实施方式一至四之一相同。
具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式一至五之一不同的是：步骤三中将一次冷拉后的棒材放入到温度为370℃的电阻加热炉中加热，加热时间为2.5h。其他与具体实施方式一至五之一相同。
具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式一至六之一不同的是：步骤四中冷拉变形量在30％。其他与具体实施方式一至六之一相同。
具体实施方式八：本实施方式与具体实施方式一至七之一不同的是：步骤五中将二次冷拉的棒材在温度为472℃的立式淬火炉中进行固溶处理，保温时间为90min，然后在温度为25℃的水中淬火，淬火转移时间小于45s。其他与具体实施方式一至七之一相同。
具体实施方式九：本实施方式与具体实施方式一至八之一不同的是：步骤六中将淬火后的铝合金冷拉棒材在温度为107℃下保温9h，再将温度由107℃升温至170℃～180℃下，在温度为177℃条件下保温16h。其他与具体实施方式一至八之一相同。
具体实施方式十：本实施方式与具体实施方式一至九之一不同的是：步骤六得到时效处理后的T73状态铝合金冷拉棒材直径为6～25mm；用于航天紧固件。其他与具体实施方式一至九之一相同。
采用下述实施例验证本发明的有益效果：
实施例一：一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法是按以下步骤完成的：
一、一次退火：将挤压棒材放入温度为400℃～430℃的电阻加热炉中加热，加热时间为3h～5h，得到一次退火的棒材；所述挤压棒材是挤压比为25的直径30mm的7075铝合金挤压棒材，按质量分数其化学成分为Al-5.8Zn-2.7Mg-1.4Cu-0.2Cr-0.1Mn-0.03Ti-0.15Fe-0.08Si；
二、一次冷拉：将一次退火的棒材经冷拉模具进行冷拉拔处理，冷拉变形量在20％，得到一次冷拉后的棒材；一次冷拉后的棒材的直径为24mm；
三、二次退火：将一次冷拉后的棒材放入到温度为370℃的电阻加热炉中加热，加热时间为2.5h，得到二次退火后的棒材；
四、二次冷拉：将二次退火后的棒材经冷拉模具进行冷拉拔处理，冷拉变形量在30％，得到二次冷拉后的棒材；二次冷拉后的棒材的直径为17mm；
五、固溶淬火处理：将二次冷拉的棒材在温度为472℃的立式淬火炉中进行固溶处理，保温时间为90min，然后在温度为25℃的水中淬火，得到淬火后的铝合金冷拉棒材；
六、时效处理：将淬火后的铝合金冷拉棒材在温度为107℃下保温9h，再将温度由107℃升温至177℃下，在温度为177℃条件下保温16h，得到直径为17mm时效处理后的T73状态铝合金冷拉棒材。
通过GB/T16865《变形铝、镁及其合金加工制品拉伸试验用试样及方法》测得实施例一得到的棒材的抗拉强度为518MPa、屈服强度为426MPa、断后伸长率17.2％；通过MIL-SD-1537C《用于验证热处理的铝合金电导率的涡流测试方法》测得实施例一得到的棒材状态电导率40.7％IACS；通过ASTM G47《2XXX系和7XXX系铝合金产品应力腐蚀敏感性测定实验方法》测得实施例一得到的棒材纵向拉应力腐蚀试样，在施加290MPa载荷时，浸泡10min、暴露50min，反复试验45天未发生开裂(见表1)。较常规挤压棒材，在强度保持相同水平的同时塑性提高了50％左右，电导率提升了5％左右。与相同规格的挤压棒材(大于15°的大角度晶界比例为38.9％)相比，冷拉棒材的大角度晶粒比例为67.7％，存在明显的再结晶特征，再结晶变形较为充分、分布均匀(如图1所示)，且棒材表面无明显粗晶层(如图2所示)。
表1Φ17mm棒材性能对比表
Claims (10)
1.一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法，其特征在于航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法是按以下步骤完成的：
一、一次退火：将挤压棒材放入温度为400℃～430℃的电阻加热炉中加热，加热时间为3h～5h，得到一次退火的棒材；
二、一次冷拉：将一次退火的棒材经冷拉模具进行冷拉拔处理，冷拉变形量在10％～30％，得到一次冷拉后的棒材；
三、二次退火：将一次冷拉后的棒材放入到温度为350℃～410℃的电阻加热炉中加热，加热时间为2h～3h，得到二次退火后的棒材；
四、二次冷拉：将二次退火后的棒材经冷拉模具进行冷拉拔处理，冷拉变形量在20％～40％，得到二次冷拉后的棒材；
五、固溶淬火处理：将二次冷拉的棒材在温度为460℃～490℃的立式淬火炉中进行固溶处理，保温时间为60min～150min，然后在温度为0℃～35℃的水中淬火，得到淬火后的铝合金冷拉棒材；
六、时效处理：将淬火后的铝合金冷拉棒材在温度为100℃～120℃下保温6h～10h，再将温度由100℃～120℃升温至170℃～180℃下，在温度为170℃～180℃条件下保温8h～20h，得到时效处理后的T73状态铝合金冷拉棒材。
2.根据权利要求1所述的一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法，其特征在于步骤一中所述挤压棒材的成分按质量分数由5.1％～6.1％Zn、2.1％～2.9％Mg、1.2％～2.0％Cu、0.18％～0.28％Cr、0.005％～0.2％Ti、88.22％～91.41％Al和余量为不可避免的杂质组成。
3.根据权利要求1所述的一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法，其特征在于步骤一中所述挤压棒材是挤压比为25的直径30mm的7075铝合金挤压棒材，按质量分数其化学成分为Al-5.8Zn-2.7Mg-1.4Cu-0.2Cr-0.1Mn-0.03Ti-0.15Fe-0.08Si。
4.根据权利要求1所述的一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法，其特征在于步骤一中将挤压棒材放入温度为410℃的电阻加热炉中加热，加热时间为4h。
5.根据权利要求1所述的一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法，其特征在于步骤二中冷拉变形量在20％。
6.根据权利要求1所述的一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法，其特征在于步骤三中将一次冷拉后的棒材放入到温度为370℃的电阻加热炉中加热，加热时间为2.5h。
7.根据权利要求1所述的一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法，其特征在于步骤四中冷拉变形量在30％。
8.根据权利要求1所述的一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法，其特征在于步骤五中将二次冷拉的棒材在温度为472℃的立式淬火炉中进行固溶处理，保温时间为90min，然后在温度为25℃的水中淬火，淬火转移时间小于45s。
9.根据权利要求1所述的一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法，其特征在于步骤六中将淬火后的铝合金冷拉棒材在温度为107℃下保温9h，再将温度由107℃升温至170℃～180℃下，在温度为177℃条件下保温16h。
10.根据权利要求1所述的一种航空航天紧固件用高强铝合金冷拉棒材的制造方法，其特征在于步骤六得到时效处理后的T73状态铝合金冷拉棒材直径为6～25mm；用于航天紧固件。
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